EP0266263B1 - Perfectionnements apportés aux hélices aériennes notamment pour propulseurs d'aéronef - Google Patents

Perfectionnements apportés aux hélices aériennes notamment pour propulseurs d'aéronef Download PDF

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EP0266263B1
EP0266263B1 EP87402334A EP87402334A EP0266263B1 EP 0266263 B1 EP0266263 B1 EP 0266263B1 EP 87402334 A EP87402334 A EP 87402334A EP 87402334 A EP87402334 A EP 87402334A EP 0266263 B1 EP0266263 B1 EP 0266263B1
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cowling
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propeller
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EP87402334A
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Jean-Marc Bousquet
Alain Faubert
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Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Original Assignee
Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/02—Hub construction
    • B64C11/14—Spinners
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/02—Formulas of curves

Definitions

  • the present invention converges aerial propellers, in particular for aircraft thrusters.
  • propellers have been proposed such as that shown (in a perspective view) in FIG. 1 of the attached drawings; this propeller comprises a large number of blades 1 (number of blades generally greater than eight), emerging from a cover 2 at a distance from the leading edge B of the cover 2.
  • This cover 2 is connected to a spindle (not shown) , fixed in rotation.
  • the blades 1 of this propeller have a particular shape in the sense that their end is, in general, bent backwards, with respect to the direction of rotation of the propeller, and downstream, with respect to the plane of rotation of the propeller.
  • One of the objects of the invention is to locally slow the flow at the level of the base of the blades by using an appropriate form of cover.
  • the cover is defined as a body of revolution generated by the rotation of a meridian line around the axis of rotation of the propeller, this meridian line being identified by its X and Y coordinates carried on the axis of rotation of the propeller and on a radial axis and related to the diameter of the propeller, ie: x designating the abscissa, r the radius and D the diameter of the propeller.
  • the position of the blades relative to the cover is identified by the distance L separating the leading edge of the cover and the plane of the blades defined as being the plane perpendicular to the axis of rotation of the propeller and passing through its center.
  • the time zone which connects to the cover has a meridian line extending that of the cover and whose curvature increases from the value 0 to approximately a value of 3 at a relative distance of 0.10 to 0.15 downstream of the rear plane of the cover, then decreases from the value of 3 to approximately a value of 1 at a relative distance of 0.40 to 0.45 downstream of the rear plane of the cover.
  • the invention consists, apart from the main arrangement above, of certain other arrangements which are preferably used at the same time and which will be more explicitly discussed below.
  • the time zone 3 which is connected to the cover 2 has a meridian line extending that of the cover and whose curvature increases from the value 0 to approximately a value of 3 at a relative distance of 0.10, 0.15 downstream of the plane rear of the hood, then decreases from the value of 3 to about a value of 1 at a relative distance of 0.40, to 0.45 downstream of the rear plane of the hood.
  • the spindle therefore has a zone, called the fourth zone Z 4 , extending the last zone Z 3 of the cover, the curvature of which varies fairly rapidly, first following a growth and then a decrease.
  • a graph is represented with the relative distances (x / D) counted on the axis of rotation of the propeller on the abscissa, and on the ordinate, at the bottom of the ordinate axis, the relative distances (r / D) counted in the plane of the blades, and at the upper part of the ordinate axis, the relative Mach number (local Mach number / Mach number characterizing the speed) for a Mach number of 0, 7.
  • the lower curves are the center lines of the cover according to the invention (solid line) and of a conventional conical cover (dashed line).
  • the upper curves are the relative Mach variations in the case of a cover according to the invention (plain line) and of a conventional conical cover (broken line).

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Earth Drilling (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

  • La présente invention converne les hélices aériennes, notamment pour propulseurs d'aéronef.
  • On sait que le rendement théorique d'une hélice, pour une charge au disque C = P/D2 donnée (P étant la puissance sur l'arbre d'hélice et D le diamètre), augmente avec la vitesse de rotation de l'hélice. Mais l'adoption d'une vitesse de rotation élevée se heurte à un problème : la composition de la vitesse due à la rotation de l'hélice et de la vitesse d'avancement de l'aéronef conduit à des nombres de Mach relatifs qui augmentent progressivement depuis l'embase de la pale jusqu'à son extrémité. Sur les hélices classiques, le nombre de Mach atteint fréquemment des valeurs de l'ordre de 0,9 même lorsque les vitesses d'avancement sont modérées, par exemple de l'ordre de M = 0,6. A ces nombres de Mach relatifs élevés apparaissent déjà, sur des profils minces classiques, des ondes de choc intenses provoquant le décollement de la coche limite et conduisant à des niveaux de perte élevés. En conséquence, le rendement propulsif des hélices classiques décroît rapidement, à vitesse d'hélice donnée, lorsque la vitesse de l'aéronef augmente, ce qui a conduit à remplacer les propulseurs à hélice par d'autres types de propulseurs, notamment par des turboréacteurs, lorsque la vitesse des aéronefs dépasse M = 0,65 environ.
  • De nombreux travaux ont déjà été effectués pour tenter d'accroître, vers des nombres de Mach plus élevés, le domaind d'utilisation des hélices.
  • C'est ainsi que l'on a proposé des hélices telles que celle montrée (par une vue en perspective) sur la figure 1 des dessins ci-annexés ; cette hélice comporte un grand nombre de pales 1 (nombre de pales généralement supérieur à huit), sortant d'un capot 2 à distance du bord d'attaque B du capot 2. Ce capot 2 se raccorde à un fuseau moteur (non représenté), fixe en rotation.
  • Les pales 1 de cette hélice présentent une forme particulière en ce sens que leur extrémité est, en général, recourbée vers l'arrière, par rapport au sens de rotation de l'hélice, et vers l'aval, par rapport au plan de rotation de l'hélice.
  • Dans des hélices de ce type, l'écoulement dans les parties de pales (embases) plus rapprochées de l'axe de rotation de l'hélice risque de présenter des blocages dans les canaux délimités par les pales, ces blocages provoquant des chocs importatns diminuant le rendement théorique de l'hélice et risquant d'engendrer des décollements de couche limite sur les pales et sur le capot. Un des buts de l'invention est de ralentir localament l'écoulement au niveau de l'embase des pales en ayant recours à une forme de capot appropriée.
  • Le capot est défini comme un corps de révolution engendré par la rotation d'une ligne méridienne autour de l'axe de rotation de l'hélice, cette ligne méridienne étant repoérée par ses coordonnées X et Y portées sur l'axe de rotation de l'hélice et sur un axe radial et rapportées au diamètre de l'hélice, soit :
    Figure imgb0001
    Figure imgb0002
    x désignant l'abscisse, r le rayon et D le diamètre de l'hélice.
  • Cette ligne méridienne est caractérisée par sa courbure C définie par :
    Figure imgb0003
  • La position des pales par rapport au capot est repérée par la distance L séparant le bord d'attaque du capot et le plan des pales défini comme étant le plan perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice et passant par son centre.
  • Par rapport à l'état de la technique (voir par exemple FR-A 2 365 482) qui décrit déjà une hélice comportant une pluralité de pales sortant d'un capot à une distance du bord d'attaque dudit capot, l'invention se caractérise en ce que le susdit capot est défini par une ligne méridienne présentant :
    • - à son origine, constituant le bord d'attaque du capot, une courbure maximum supérieure à 15,
    • - entre son origine et un premier point d'abscisse relative X = x/D égal à 0,05, D étant le diamètre de l'hélice, une courbure décroissant rapidement de la valeur maximum à environ une valeur de 7,
    • - entre ce premier point et un deuxième point situé à une distance du bord d'attaque comprise entre 0,5 et 0,7 fois la distance L bord d'attaque-plan des pales, une courbure décroissant sensiblement linéairement de la valeur de 7 à une valeur de 0,
    • - entre ce deuxième point et un troisième point situé dans le plan des pales, une courbure décroissant plus lentement que la susdite décroissance linéaire, de la valeur de 0 à une valeur minimum comprise entre -3 et -5,
    • - entre ce troisième point et un quatrième point situé dans le plan arrière du capot, une courbure croissant rapidement de la valeur minimum à une valeur de 0.
  • Avantageusement le fuseau moteur qui se raccorde au capot présente une ligne méridienne prolongeant celle du capot et dont la courbure croît de la valeur 0 à environ une valeur de 3 à une distance relative de 0,10 à 0,15 en aval du plan arrière du capot, puis décroît de la valeur de 3 à environ une valeur de 1 à une distance relative de 0,40 à 0,45 en aval du plan arrière du capot.
  • L'invention consiste, mise à part la disposition principale ci-dessus, en certaines autres dispositions qui s'utilisent de préférence en même temps et dont il sera plus explicitement question ci-après.
  • L'invention pourra, de toute façon, être bien comprise à l'aide du complément de description qui suit ainsi que des dessins ci-annexés, lesquels compléments et dessins sont relatifs à un mode de réalisation préféré de l'invention et ne comportent, bien entendu, aucun caractère limitatif.
  • La figure 1 est une vue en perspective d'une hélice à laquelle on se propose d'appliquer les perfectionnements selon l'invention
    • La figure 2 est une vue schématique d'une hélice dont le capot est établi conformément à l'invention.
    • La figure 3 est une courbe montrant l'évolution de la courbure du capot de l'hélice représentée sur la figure 2.
    • La figure 4 est une courbe montrant les résultats obtenus avec une hélice classique et avec une hélice dont le capot est établi conformément à l'invention.
  • En se référant au système de coordonnées défini précédemment et aux figures 2 et 3, l'hélice conforme à l'invention comporte une pluralité de pales 1 sortant d'un capot 2 à une distance L du bord d'attaque B dudit capot, le susdit capot étant défini par une ligne méridienne présentant :
    • - à son origine 0, constituant le bord d'attaque B du capot, une courbure maximum supérieure à 15,
    • - entre son origine 0 et un premier point Mi d'abscisse relative X = x/D égal à 0,05, une courbure décroissant rapidement de la valeur maximum à environ une valeur de 7,
    • - entre ce premier point M1 et un deuxième point M2 situé à une distance L2 du bord d'attaque comprise entre 0,5 et 0,7 fois la distance L bord d'attaque- plan des pales, une courbure décroissant sensiblement linéairement de la valeur de 7 à une valeur de 0,
    • - entre ce deuxième point M2 et un troisième point M3 situé dans le plan des pales P p, une courbure décroissant plus lentement que la susdite décroissance linéaire, de la valeur de 0 à une valeur minimum comprise entre -3 et -5,
    • - entre ce troisième point M3 et un quatrième point M4 situé dans le plan arrière P A du capot, une courbure croissant rapidement de la valeur minimum à une valeur de 0.
  • Le capot présente donc :
    • - une première zone Zi, entre le bord d'attaque B et le deuxième point Mz, dans laquelle la courbure décroît d'abord assez rapidement de sa valeur maximale à une valeur de 7 environ, puis ensuite décroît moins rapidement, d'une valeur d'environ 7 à sa valeur nulle,
    • - une deuxième zone Z2, entre le deuxième point M2 et le plan des pales P p, dans laquelle la courbure est négative et décroit encore plus lentement jusqu'à sa valeur minimale, et
    • - une troisième zone Zs, entre le plan des pales et le plan arrière P A du capot, dans laquelle la courbure croît rapidement de sa valeur minimale à une valeur nulle.
  • Le fuseau moteur 3 qui se raccorde au capot 2 présente une ligne méridienne prolongeant celle du capot et dont la courbure croît de la valeur 0 à environ une valeur de 3 à une distance relative de 0,10, à 0,15 en aval du plan arrière du capot, puis décroît de la valeur de 3 à environ une valeur de 1 à une distance relative de 0,40, à 0,45 en aval du plan arrière du capot.
  • Le fuseau moteur présente donc une zone, dite quatrième zone Z4, prolongeant la dernière zone Z3 du capot dont la courbure varie assez rapidement en suivant d'abord une croissance puis une décroissance.
  • Cette variante de la courbure de la ligne méridienne constituant le capot de l'hélice et le début du fuseau moteur est clairement montrée sur la figure 3 sur laquelle on a porté, en abscisses, les distances relatives (X/D) comptées sur l'axe de rotation de l'hélice, et en ordonnées, la courbure C.
  • A titre d'exemple, la ligne méridienne constituant le capot de l'hélice et le début du fuseau moteur, peut être constituée par les tronçons de courbes suivants, dans le système cartésien X,Y dans lequel X = x/D et Y = r/D
    • - pour 0 < X ≦ αµβ 0,3 Y = 0,3271995 x 1/2 - 2,422616 X2 + 5,697069 X3
    • - pour 0,3 ≦ αµρ X 5 αµρ 0,55 Y = 2,996639 - 38,21174 X + 200,4801 X2 - 538,7765 X3 + 794,8556 X4 - 615,5586 X5 + 196,3246 X6
  • Un autre exemple donne, pour le capot et le fuseau moteur la ligne méridienne définie dans le tableau ci-dessous qui reprend point par point les cotes de cette ligne dans le même système cartésien X, Y, la notation E ± W signifiant 10 ± W
    Figure imgb0004
  • Sur la figure 4 on a représenté un graphique avec en abscisse les distances relatives (x/D) comptées sur l'axe de rotation de l'hélice, et en ordonnées, à la partie inférieure de l'axe des ordonnées, les distances relatives (r/D) comptées dans le plan des pales, et à la partie supérieure de l'axe des ordonnées, le nobmre de Mach relatif (nombre de Mach local/nombre de Mach caractérisant la vitesse) pour un nombre de Mach de 0,7.
  • Les courbes inférieures sont les lignes médianes du capot suivant l'invention (ligne en trait plein) et d'un capot conique classique (ligne en trait interrompu).
  • Les courbes supérieures sont les variations de Mach relatifs dans le cas d'un capot suivant l'invention (ligne en trait plain) et d'un capot conique classique (ligne en trait interrompu).
  • On constate donc qu'au niveau du plan des pales on a un ralentissement sensible du nombre de Mach local, ce qui contribue à éviter les risques de blocage de l'écoulement dans les canaux délimités par les pales.
  • En ce qui concerne les différents profils à donner à chaque pale associée à un capot présentant les caractéristiques ci-dessus, on peut avoir recours à des profils modernes tels que ceux établis habituellement pour les hélices transsoniques.
  • Finalement et quel que soit le mode de réalisation adopté, on dispose d'une héice qui peut être utilisée à des nombres de Mach élevés (supérieurs à 0,65) et dans laquelle on évite, grâce à la forme du capot, les phénomènes de blocage de l'écoulement dans les canaux délimités par les pales au niveau de leurs embases. Le rendement de l'hélice ne se trouve donc pas diminué par les chocs ou les décollements de couche limite que de tels phénomènes de blocage risquaient de provoquer.

Claims (4)

1. Hélice aérienne, notamment pour propulseur d'aéronef, comprenant une pluralité de pales (1) sortant d'un capot (2) à une distance L du bord d'attaque dudit capot, caractérisée par le fait que le susdit capot par une ligne méridienne présentant :
- à son origine, constituant le bord d'attaque du capot, une courbure maximum supérieure à 15,
- entre son origine et un premier point d'abscisse (Mi) relative X = x/D égal à 0,05, D étant le diamètre de l'hélice, une courbure décroissant rapidement de la valeur maximum à environ une valeur de 7,
- entre ce premier point et un deuxième point (M2) situé à une distance du bord d'attaque comprise entre 0,5 et 0,7 fois la distance L bord d'attaque-plan des pales, une courbure décroissant sensiblement linéairement de la valeur de 7 à une valeur de 0,
- entre ce deuxième point et un troisième point (M3) situé dans le plan des pales, une courbure décroissant plus lentement que la susdite décroissance linéaire, de la valeur de 0 à une valeur minimum comprise entre -3 et -5,
- entre ce troisième point et un quatrième point (M4) situé dans le plan arrière du capot, une courbure croissant rapidement de la valeur minimum à une valeur de 0.
2. Hélice selon la revendication 1, dans laquelle un fuseau moteur (3) se raccorde au capot (2), caractérisée par le fait que le susdit fuseau moteur (3) présente une ligne méridienne prolongeant celle du capot (2) et dont la courbure croît de la valeur 0 à environ une valeur de 3 à une distance relative de 0,10 à 0,15 en aval du plan arrière du capot, puis décroît de la valeur de 3 à environ une valeur de 1 à une distance relative de 0,40 à 0,45 en aval du plan arrière du capot.
3. Hélice selon la revendication 1 ou 2, caractérisée par le fait que la ligne méridienne constituant le capot (2) est constituée par les tronçons de courbes suivants, dans le système cartésien X,Y dont l'origine coïncide avec le bord d'attaque du capot et dans lequel X = x/D et Y = r/D - pour 0 < X ≦αµρ 0,3 Y = 0,3271995 X 1/2 - 2,422616 X2 + 5,697069 X3 - pour 0,3 ≦αµρ X ≦αµρ 0,55 Y = 2,996639 - 38,21174 X + 200,4801 X2 - 538,7765 X3 + 794,8556 X4 - 615,5586 X5 + 196,3246 X6
4. Hélice selon la revendication 1 ou 2, caractérisée par le fait que la ligne méridienne constituant le capot (2) est définie dans le système cartésien X, Y dont l'origine coïncide avec le bord d'attaque du capot et dans lequel X = x/D et Y = r/D, par les cotes suivantes :
Figure imgb0005
EP87402334A 1986-10-23 1987-10-19 Perfectionnements apportés aux hélices aériennes notamment pour propulseurs d'aéronef Expired EP0266263B1 (fr)

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FR8614722 1986-10-23

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EP0266263A1 EP0266263A1 (fr) 1988-05-04
EP0266263B1 true EP0266263B1 (fr) 1989-09-20

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